民用飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)布局分析

夏尊驥安那多里周 濤

1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)部

民用飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)布局分析

夏尊驥1安那多里2周 濤3

1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)部

夏尊驥，中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，總體氣動(dòng)部，工程師，研究氣動(dòng)力設(shè)計(jì)方向。

本文分析了民用飛機(jī)里具有相似氣動(dòng)特性、飛行技術(shù)和起降性能的幾種機(jī)型增升裝置的氣動(dòng)布局，通過對前后緣增升裝置的對比，分析了各自的優(yōu)缺點(diǎn)，為新的民用飛機(jī)增升裝置設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

概述

在較高的跨音速飛行條件下，為了增大現(xiàn)代民用飛機(jī)的巡航升阻比，需要增大機(jī)翼后掠角和翼載荷，降低翼型相對厚度，同時(shí)采用超臨界翼型。這些措施明顯降低機(jī)翼承載特性，使飛機(jī)起降性能變得較差，因此需要高效增升裝置。

民用飛機(jī)的增升裝置有很多種類，構(gòu)型比較復(fù)雜，但是隨著科技的進(jìn)步和技術(shù)的提高，增升裝置更加趨向于簡單化、高效化。結(jié)構(gòu)形式相對簡單，同時(shí)兼顧了氣動(dòng)性能上的優(yōu)點(diǎn)，這是未來增升裝置發(fā)展的方向。

在改變下列機(jī)翼增升裝置幾何和氣動(dòng)特性情況下，考慮縱向配平來確定飛機(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)，為解決這一任務(wù)需要完成大量的計(jì)算研究工作。

本文對空客和波音著名的四種機(jī)型A330/340，A350XWB， 波音B777和B787前緣縫翼和后緣襟翼進(jìn)行了對比分析，發(fā)現(xiàn)空客公司和波音公司在機(jī)翼和鼓包設(shè)計(jì)理念上有很大差別，并給出了各自的優(yōu)缺點(diǎn)，將為以后民用飛機(jī)增升裝置的設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

飛機(jī)機(jī)翼增升裝置氣動(dòng)布局分析

現(xiàn)代大型客機(jī)機(jī)翼增升裝置高效發(fā)展的一種進(jìn)化基本趨勢就是采用單縫后退襟翼，下面將對空客A330/340、A350XWB和波音B777 和 B787飛機(jī)的增升裝置做對比分析研究。

空客A330/340機(jī)翼

A330/340機(jī)翼氣動(dòng)布局如圖1所示。

A330/340機(jī)翼后緣增升裝置由伸出的單縫襟翼組成。沿機(jī)翼展長方向襟翼由兩部分組成，彼此之間沒有空隙。機(jī)翼前緣增升裝置由伸出的單縫縫翼組成。在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置縫翼和吊掛之間實(shí)際上沒有空隙。因此從吊掛內(nèi)部使用了邊條，且邊條和A320/321飛機(jī)上采用的比較相似。

圖1　A330/340飛機(jī)增升裝置和機(jī)翼氣動(dòng)布局

A330飛機(jī)機(jī)翼增升裝置效率很高，如圖2所示（這些資料是根據(jù)試飛試驗(yàn)結(jié)果而得到的），在前極限重心考慮縱向配平條件下能夠在著陸構(gòu)型下得到的最大升力系數(shù)是=2.5，巡航構(gòu)型下馬赫數(shù)Ma=0.2時(shí)，最大升力系數(shù)是=1.44。

對醫(yī)院檔案管理自動(dòng)化環(huán)境下存在問題進(jìn)行具體探究,根據(jù)得到問題采取有效改善措施,合理運(yùn)用自動(dòng)化系統(tǒng),使醫(yī)院工作流程等相關(guān)方面得到合理改善,擴(kuò)大整體信息共享范圍,增高工作效率。具體如下:

空客А350XWB飛機(jī)

A350XWB飛機(jī)如同А330/340采用的是前后緣增升裝置。為了減少著陸構(gòu)型下的升力損失，翼根剖面的襟翼緊貼著機(jī)翼機(jī)身的鼓包（無縫隙）。此外，在襟翼和鼓包間無縫隙能夠增加起飛和復(fù)飛構(gòu)型的升阻比，這在單發(fā)失效情況下非常重要。

波音777飛機(jī)

圖3給出了波音777飛機(jī)機(jī)翼增升裝置和機(jī)翼氣動(dòng)布局。

圖2　試飛試驗(yàn)A330-200升力系數(shù)關(guān)系曲線

圖3　波音777飛機(jī)增升裝置和機(jī)翼氣動(dòng)布局

圖4　縫翼相對弦長和機(jī)翼相對展長的函數(shù)關(guān)系

圖5　波音777-200飛機(jī)試飛試驗(yàn)升力系數(shù)曲線

波音777飛機(jī)機(jī)翼后緣增升裝置氣動(dòng)布局同А330/340和А350XWB相比有實(shí)質(zhì)的區(qū)別。區(qū)別在于，波音777飛機(jī)在內(nèi)外襟翼之間安裝高速副翼，在高速飛行時(shí)使用它。因此其襟翼相對展長是遠(yuǎn)大于空客的А330/340的襟翼相對展長。

波音777飛機(jī)內(nèi)外襟翼之間縫隙的存在實(shí)質(zhì)上降低了偏轉(zhuǎn)增升裝置的最大升力系數(shù)。為了在起降飛行下不損失機(jī)翼升力，高速副翼作為單縫伸出襟翼工作。因此，高速副翼旋轉(zhuǎn)軸位于翼型弦長偏低的位置。

增升裝置偏轉(zhuǎn)時(shí)，高速副翼偏轉(zhuǎn)到外翼兩側(cè)的角正好和襟翼角相同。在主翼型和副翼之間為了形成成型的縫隙，在主翼型下表面采用偏轉(zhuǎn)擋板，當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)擋板向上隨之偏轉(zhuǎn)，反之一樣。

因此，內(nèi)外襟翼和高速副翼在偏轉(zhuǎn)時(shí)形成一個(gè)統(tǒng)一的面（無間隙），這保證了機(jī)翼后緣增升裝置高效的性能。

以圖3中的機(jī)翼氣動(dòng)布局和增升裝置為基礎(chǔ)，建立單縫伸出縫翼相對弦長和機(jī)翼相對展長的函數(shù)關(guān)系，見圖4。對比A330/340飛機(jī)的相對弦長，波音777飛機(jī)在翼根縫翼相對弦長比A330飛機(jī)小，但是在翼尖剖面比A330實(shí)質(zhì)上要大一些。

此外，在縫翼和機(jī)身方向發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛之間的間隙要比A330大很多。因此在縫翼和吊掛之間采用相對弦長較小的克魯格襟翼。它保證了縫翼到吊掛統(tǒng)一的面（無間隙），這提高了機(jī)翼前緣增升裝置的效率。

波音777飛機(jī)在起飛狀態(tài)下縫翼是無縫的，這里和A330也有所區(qū)別。

波音777機(jī)翼增升裝置是高效的，并在著陸構(gòu)型下能夠獲得最大升力系數(shù)=2.38～2.41，且由飛機(jī)飛行重量決定（這些數(shù)據(jù)根據(jù)飛機(jī)試飛試驗(yàn)結(jié)果得到的），見圖5。因此在重心前極限條件下要考慮縱向配平。Ma=0.2時(shí)巡航構(gòu)型下最大升力系數(shù)是=1.17。

波音787飛機(jī)

最新的遠(yuǎn)程客機(jī)B787飛機(jī)實(shí)際上重復(fù)了波音B777飛機(jī)的機(jī)翼增升裝置，但是它有很多不同之處。第一個(gè)區(qū)別是，內(nèi)襟翼是單縫的，代替了B777雙縫襟翼。第二點(diǎn)區(qū)別在于，機(jī)翼鼓包尾部和機(jī)身間高度較小。787飛機(jī)在內(nèi)襟翼翼根剖面和機(jī)翼機(jī)身鼓包間產(chǎn)生縫隙，為了降低縫隙對襟翼效率的不利影響，在襟翼上部翼根剖面處安裝了一個(gè)平滑的護(hù)板。在襟翼偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下，這一護(hù)板起著小翼的作用。它應(yīng)用在飛機(jī)B707和B787上，在收起狀態(tài)下它僅僅貼在鼓包處，并不會(huì)給飛機(jī)巡航升阻比產(chǎn)生不利影響。

因此為了消除縫隙，在縫翼和機(jī)身方向發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛之間采用相對弦長較小的克魯格襟翼。它保證了縫翼與吊掛沒有間隙，這提高了機(jī)翼前緣增升裝置的效率。

在波音787飛機(jī)起飛降落構(gòu)型下，擾流板沿襟翼展長分布，從中間狀態(tài)向下偏轉(zhuǎn)。擾流板向下偏轉(zhuǎn)增大了偏轉(zhuǎn)增升裝置機(jī)翼翼型彎度，將增加最大升力系數(shù)。

機(jī)翼鼓包不能夠保證在起降構(gòu)型下襟翼緊挨著它。因此波音公司不得不在襟翼根剖面安裝垂直的隔板。隔板阻止了氣流從襟翼上面流到下面，這將提高襟翼的效率，增大飛機(jī)起飛升阻比。此外，滑跑時(shí)在放下前起落架后，擾流板、高速副翼和普通副翼偏轉(zhuǎn)到最大的角度。在這種情況下機(jī)翼升力實(shí)際下降到零，實(shí)際上增加了主輪的自動(dòng)制動(dòng)效果。

結(jié)束語

本文簡要分析了民用飛機(jī)空客A330/340，A350XWB，波音B777 和 B787機(jī)翼增升裝置氣動(dòng)布局。通過對比分析得出，為了在高速飛行和低速飛行之間得到協(xié)調(diào)方案，以此為條件來設(shè)計(jì)機(jī)翼和機(jī)身鼓包氣動(dòng)布局，這是空客遵循的設(shè)計(jì)理念。在這種情況下，跨音速飛行時(shí)，降低了飛機(jī)最大巡航升阻比，但是這種理念能夠保證馬赫數(shù)為0.2時(shí)，飛行構(gòu)型下的最大升力系數(shù)較高的值。在考慮縱向配平著陸構(gòu)型下，為了保證規(guī)定的最大升力系數(shù)，可以減小機(jī)翼面積，實(shí)際上簡化了增升裝置，這樣就減少了飛機(jī)結(jié)構(gòu)，減輕了飛機(jī)的重量。

在計(jì)算跨音速飛行速度時(shí)保證最大巡航升阻比條件下，來設(shè)計(jì)機(jī)翼和鼓包的氣動(dòng)布局，這是波音公司遵循的設(shè)計(jì)理念。在這種情況下，馬赫數(shù)為0.2時(shí)飛行構(gòu)型下最大升力系數(shù)值通常較小。在考慮縱向配平時(shí)，飛行構(gòu)型下，為了保證指定的最大升力系數(shù)，必須增加機(jī)翼面積，這樣實(shí)際上使增升裝置變得復(fù)雜，增加了飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量。

10.3969/j.issn.1001-8972.2015.06.005